[发明专利]一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法

权利要求书

1.一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据直升机机身整流罩组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在机身整流罩上设置加速度传感器；

机身整流罩安装在斜梁假件上，斜梁假件再通过夹具固定在试验台上，通过夹具模拟真实装机边界条件；以结构固有频率、振型以及振动响应的一致性作为动力学边界条件设计和模拟的首要原则，将机身整流罩的模态前三阶振型误差最小作为设计目标，以其真实的固有频率作为约束条件，通过改变影响边界结构刚度和质量特性的参数数值，对机身整流罩组件进行支持边界模拟，包括：

a.确定斜梁整流罩结构的固有频率和振型；

b.设计边界结构参数，建立目标结构模型；

c.求解斜梁整流罩结构的固有频率和振型，如不满足要求，则返回b；

d.确定斜梁整流罩结构的振动响应；

e.设计边界结构参数，建立目标结构模型；

f.求解斜梁整流罩结构的振动响应，如不满足要求，则返回e；

根据直升机机身整流罩组件在实际使用环境中同时承受高应力水平低周疲劳载荷叠加高频振动载荷的特点，振动疲劳试验中采用循环加载的方式，建立振动疲劳试验载荷谱；其中每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；

振动疲劳试验前对机身整流罩组件初始质量进行检查，同时采用合适的幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；

根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行机身整流罩组件振动疲劳试验。

2.根据权利要求1所述的直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述振动疲劳试验中，低周疲劳载荷的确定方法为：

计算机身整流罩全部典型低周疲劳工况下的气动分布载荷，取最危险载荷进行覆盖；在机身整流罩表面选取多个对称均分加载点，将分布载荷折算为加载点的集中载荷。

3.根据权利要求1所述的直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述振动疲劳试验中，振动载荷的确定方法为：

通过A_T＝A_D/(t/4)^1/6可确定振动载荷的试验幅值，其中A_T为实际试验幅值，A_D为规定试验幅值，t为轴向实际试验持续时间。

4.根据权利要求1所述的直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述振动疲劳试验中，试验载荷调整方法为：

先按确定的振动疲劳载荷谱完成设定次数的循环，振动载荷持续时间共计N小时；循环次数完成后，如果没有出现裂纹，则对载荷进行调整，将低周疲劳载荷按初级载荷的20％进行升级，并增加循环次数，继续进行循环试验；如完成循环后试验件仍然未破坏，则调整振动峰值，直至试验件破坏。

5.根据权利要求1所述的直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述振动疲劳试验中，要求每完成不超过500次循环检查试验件的损伤情况，检查时应先记录响应的PSD曲线图再停止激励，对重点检查部位合页安装组件连接区进行目视和敲击检查，同时进行扫频试验，记录并检测频率变化。

6.根据权利要求1所述的直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述试验台包括所述夹具、加载装置、水平滑台以及振动台；其中，所述夹具固定在水平滑台上，加载装置的加载连杆对称布设在所述机身整流罩的两侧的加载点上，通过振动台驱动水平滑台振动，以通过加载连杆对加载点施加振动载荷。

7.根据权利要求1所述的直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述疲劳危险部位包括整流罩与机身的连接部位；所述加速度传感器包括加速度响应传感器和加速度控制传感器，加速度响应传感器在机身整流罩前后端对称不设，加速度控制传感器在安装接头区域对称布设。